KR20150020131A - Combustor of a gas turbine with pressure drop optimized liner cooling - Google Patents

Combustor of a gas turbine with pressure drop optimized liner cooling Download PDF

Info

Publication number
KR20150020131A
KR20150020131A KR20140105625A KR20140105625A KR20150020131A KR 20150020131 A KR20150020131 A KR 20150020131A KR 20140105625 A KR20140105625 A KR 20140105625A KR 20140105625 A KR20140105625 A KR 20140105625A KR 20150020131 A KR20150020131 A KR 20150020131A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
liner
combustor
holes
effluent
cooling
Prior art date
Application number
KR20140105625A
Other languages
Korean (ko)
Inventor
미카엘 토마스 마우러
올스 벤즈
슬라보미르 스위아테크
올리버 콘라드트
마우리스 말름
Original Assignee
알스톰 테크놀러지 리미티드
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 알스톰 테크놀러지 리미티드 filed Critical 알스톰 테크놀러지 리미티드
Publication of KR20150020131A publication Critical patent/KR20150020131A/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/002—Wall structures
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/16—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration with devices inside the flame tube or the combustion chamber to influence the air or gas flow
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/06—Arrangement of apertures along the flame tube
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/00018—Manufacturing combustion chamber liners or subparts
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03041—Effusion cooled combustion chamber walls or domes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03045—Convection cooled combustion chamber walls provided with turbolators or means for creating turbulences to increase cooling

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Laser Beam Processing (AREA)

Abstract

The present invention relates to a combustor of a gas turbine cooling a liner optimized with pressure drop in order to decrease the pressure drop of cooling air of combustors. The combustor of the present invention, regarding a combustor of a gas turbine, comprises a liner (7) and a cover plate (11). The liner (7) and the cover plate (11) are contacted with a channel (9) for the cooling air. The cover plate (11) has a shape of a nozzle (13) at the beginning of the upstream part of the channel (9).

Description

압력 강하 최적화된 라이너 냉각을 하는 가스 터빈의 연소기{COMBUSTOR OF A GAS TURBINE WITH PRESSURE DROP OPTIMIZED LINER COOLING}FIELD OF THE INVENTION [0001] The present invention relates to a combustor for gas turbines,

본 발명은 가스 터빈에 관한 것이고 공랭 연소기를 가진 가스 터빈에 관한 것이다.The present invention relates to a gas turbine and to a gas turbine having an air cooled combustor.

시장에는 공랭 연소기들을 가진 가스 터빈들이 알려져 있다. 예를 들어, 출원인은 명칭이 GT24/GT26인 이 유형의 가스 터빈들을 성공적으로 생산한다. 도 1은 가스 터빈 GT24/GT26에 관한 개략적이고 단순한 단면을 도시하고 있다.Gas turbines with air cooled combustors are known in the market. For example, the Applicant successfully produces gas turbines of this type with names of GT24 / GT26. Figure 1 shows a schematic and simplified cross-section of a gas turbine GT24 / GT26.

로터 또는 이 가스 터빈의 회전축 어느 것도 도 1에 도시되어 있지 않다. 이것은 도 1에 도시된 구성 요소들의 일부가 환형 기하학적 구조임을 의미한다.The rotor or the rotary shaft of this gas turbine is not shown in Fig. This means that some of the components shown in FIG. 1 are annular geometries.

도 1의 좌측으로부터 시작해서, 버너(참조 부호 없음)에 진입하는 압축 공기는 참조 부호 1로 칭한다. 압축 공기(1)는 균질한 희박 연료/공기 혼합물을 생성하는 버너 내에 공급된다.Starting from the left side of FIG. 1, compressed air entering the burner (not shown) is referred to as reference numeral 1. The compressed air (1) is fed into a burner producing a homogeneous lean fuel / air mixture.

연료와 공기의 이 혼합물은 간단한 환형 프레임 링을 형성하는 제 1 연소기(2)에서 탄다. 이 프레임 링은 연소 구역 내의 자유 공간의 프레임을 고정시키는 내부 재순환 구역을 갖는다.This mixture of fuel and air burns in the first combustor 2 forming a simple annular frame ring. The frame ring has an internal recirculation zone for securing a frame of free space within the combustion zone.

제 1 연소기(2)로부터 나가는 고온 배기 가스는 제 2 연소기(5)의 제 2 버너(4)에 진입하기 전에 고압 터빈 단계를 통해 이동한다.The hot exhaust gas leaving the first combustor 2 moves through the high pressure turbine stage before entering the second burner 4 of the second combustor 5. [

청구된 발명은 제 1 연소기(2) 및/또는 제 2 연소기(5)에 관한 것이다.The claimed invention relates to a first combustor (2) and / or a second combustor (5).

도 1로부터 알 수 있는 바와 같이, 연소기들(2 및 5)은 라이너들(7)과 방사 방향으로 접한다. 이 라이너들(7)은 연소기들(2 및 5)의 외벽들이고 프레임들로부터 야기된 고온에 노출된다.As can be seen from Fig. 1, the combustors 2 and 5 are in radial contact with the liner 7. These liners 7 are the outer walls of the combustors 2 and 5 and are exposed to the high temperatures caused by the frames.

라이너들(7)은 충돌 냉각 및 압축 냉각 공기를 사용한 대류 냉각에 의해 냉각된다. 냉각 공기는 환형 채널들(9)을 통해 흐른다. 환형 채널들(9)은 커버 플레이트들(11)(연소기(5)의 경우에) 또는 캐리어 구조체들(연소기(2)의 경우에)과 접한다. The liner 7 is cooled by impingement cooling and convection cooling using compressed cooling air. The cooling air flows through the annular channels 9. The annular channels 9 are in contact with the cover plates 11 (in the case of the combustor 5) or the carrier structures (in the case of the combustor 2).

냉각 공기는 좌측으로부터 우측으로 도 1의 채널들(9)을 통해 흐른다. 냉각 공기는 또한 압축 공기를 제 1 버너(1) 내로 운반하는 가스 터빈(도시되지 않음)의 연소기에 의해 운반된다. The cooling air flows from left to right through the channels 9 in Fig. The cooling air is also carried by a combustor of a gas turbine (not shown) which carries the compressed air into the first burner 1.

압축 공기가 기계적 에너지를 필요로 하기 때문에, 목적은 항상 냉각 공기 소비 및/또는 채널들(9) 내의 냉각 공기의 압력 강하를 감소시키는 것이고, 이것은 가스 터빈의 효율성과 동력 출력을 상승시킨다.Since the compressed air requires mechanical energy, the goal is always to reduce the cooling air consumption and / or the pressure drop of the cooling air in the channels 9, which increases the efficiency and power output of the gas turbine.

종래 기술의 가스 터빈들은 핀(압축기 단부 압력)에 대해 약 2-3 퍼센트(%)의 제 1 연소기(2)의 채널들(9)의 압력 강하를 갖는다.Prior art gas turbines have a pressure drop of about 2 to 3 percent (%) of the channels 9 of the first combustor 2 relative to the pin (compressor end pressure).

상술된 바와 같이, 도 1에서 냉각 공기는 좌측으로부터 우측으로 흐른다. 이것은 "상류로"가 도 1(및 도 2 내지 도 5)의 "좌측으로"와 같은 것을 의미한다. 용어 "하류로"는 도면들의 더 우측 부분에 관한 것이다. 어쨌든, 용어들 "상류로" 및 "하류로"는 냉각 공기의 흐름 방향에 관한 것이다.As described above, in Fig. 1, the cooling air flows from left to right. This means that "upstream" is the same as "to the left" of Fig. 1 (and Figs. 2-5). The term "downstream" relates to the further right portion of the figures. In any event, the terms "upstream" and "downstream" refer to the direction of flow of cooling air.

청구된 발명의 목적은 연소기들의 냉각 공기의 압력 강하를 감소시키는 것 및/또는 가스 터빈의 제 1 및/또는 제 2 연소기의 냉각에 필요한 냉각 공기의 양을 감소시키는 것이다. The object of the claimed invention is to reduce the pressure drop of the cooling air of the combustors and / or to reduce the amount of cooling air required to cool the first and / or second combustors of the gas turbine.

이 목적은 라이너와 커버 플레이트를 포함한 가스 터빈의 연소기에 의해 성취되고, 라이너와 커버 플레이트는 냉각 공기를 위한 채널과 접하고, 커버 플레이트는 그 상류 단부에서 냉각 공기를 위한 채널의 처음 부분에 노즐을 형성한다. This object is achieved by a combustor of a gas turbine including a liner and a cover plate, wherein the liner and the cover plate are in contact with channels for cooling air, and the cover plate forms a nozzle at the beginning of the channel for cooling air at its upstream end do.

그렇게 함으로써, 채널 내로의 진입에서 냉각 공기의 난류에 기인한 압력 강하가 감소된다. 그 결과, 냉각 공기의 압력 강하가 상당히 감소된다.By doing so, the pressure drop due to the turbulence of the cooling air at the entry into the channel is reduced. As a result, the pressure drop of the cooling air is considerably reduced.

청구된 노즐의 기하학적 구조는 라발 노즐(laval nozzle)의 제 1 부분과 유사할 수 있다. 기하학적 구조는 길이 방향에서 원형 또는 포물선형 형태일 수 있다.The geometry of the claimed nozzle may be similar to the first portion of the laval nozzle. The geometry may be circular or parabolic in the longitudinal direction.

노즐의 기하학적 구조는 또한 냉각 공기의 더 나은 흐름 및/또는 더 용이한 제조의 이유들로 예들과는 상이할 수 있다.The geometry of the nozzle may also be different from the examples for reasons of better flow of cooling air and / or easier manufacture.

예를 들어, 냉각 공기 흐름의 1-D, 2-D 또는 3-D 흐름 시뮬레이션들에 의해 노즐의 기하학적 구조를 최적화하는 것이 가능하다.For example, it is possible to optimize the geometry of the nozzle by 1-D, 2-D or 3-D flow simulations of cooling air flow.

커버 플레이트의 처음 부분을 (채널의 상류측에서) 노즐로서 디자인함으로써, 압력 강하가 종래 기술에서 알려진 바와 같은 관형 또는 원통형 커버 플레이트들과 비교할 때 상당히 감소될 수 있다. 핀에 대한 0.5% 까지의 압력 강하 감소는 커버 플레이트의 처음 부분에서 노즐에 진입하여 예상된다.By designing the initial portion of the cover plate as the nozzle (on the upstream side of the channel), the pressure drop can be significantly reduced when compared to tubular or cylindrical cover plates as known in the prior art. A reduction in pressure drop of up to 0.5% on the pin is expected to enter the nozzle at the beginning of the cover plate.

라이너 내의 유출물 구멍들을 뚫음으로써 압력 강하 손실들을 감소시키는 것이 적어도 하나의 유출물 구멍들이 선의 국소적 두께의 1.4배보다 길다는 점에서 또한 가능하다.It is also possible that reducing the pressure drop losses by piercing the outlet holes in the liner is longer than at least one of the outlet holes is 1.4 times the local thickness of the line.

그렇게 함으로써, 종래 기술로부터 알려진 바와 같은 충돌 냉각 없이 라이너의 상류 단부를 효과적으로 냉각시키는 것이 가능하다. 충돌 냉각은 라이너의 온도를 감소시키는데 매우 효과적이지만, 냉각 공기의 고압 강하를 야기한다. 그러므로 냉각 공기는 고압에서 압축되어야 하고, 이는 가스 터빈의 전체 효율을 감소시킨다.By doing so, it is possible to effectively cool the upstream end of the liner without impact cooling as is known from the prior art. Impact cooling is very effective in reducing the temperature of the liner, but it causes high pressure drop of the cooling air. Therefore, the cooling air must be compressed at high pressure, which reduces the overall efficiency of the gas turbine.

라이너의 상류 단부에서의 충돌 냉각을 회피함으로써, 냉각 공기의 압력 강하를 상당히 감소시키는 것이 또한 가능하다. 충돌 냉각은 일반적으로 압축기 단부 강하에 대해 0.5% 내지 1.5%의 압력 강하를 사용한다.It is also possible to significantly reduce the pressure drop of the cooling air by avoiding impingement cooling at the upstream end of the liner. Impact cooling generally uses a pressure drop of 0.5% to 1.5% for the compressor end drop.

청구된 발명의 하나의 추가의 중요한 양태는 매우 긴 유출물 구멍들을 제공하는 것이다. 이것은 청구된 연소기 라이너의 유출물 구멍들의 적어도 일부가 15mm보다 길다는 것을 의미한다.One additional important aspect of the claimed invention is to provide very long effluent holes. This means that at least some of the effluent holes of the claimed combustor liner are longer than 15 mm.

15mm 이하의 길이는 레이저에 의해 라이너 내에 유출물 구멍들을 제조하는 것을 허용한다. 15mm 초과의 두께는 레이저에 의해 제조될 수 없다.Lengths of 15 mm or less allow to produce effluent holes in the liner by means of a laser. Thicknesses greater than 15 mm can not be produced by lasers.

청구된 발명의 추가의 실시예에서 15mm 초과의 청구된 길이를 성취하기 위해서 유출물 구멍들의 적어도 일부가 라이너 내의 그루브 및 덮개에 의해 부분적으로 접한다는 것이 청구된다.In a further embodiment of the claimed invention it is claimed that at least a portion of the outlet holes are partially abutted by a groove and a lid in the liner to achieve a claimed length of more than 15 mm.

이 그루브들은 15mm 초과인 유출물 구멍들의 길이를 덮을 수 있다. 이 그루브들은 라이너(7)을 주조하면서 주조될 수 있다. 매우 긴 유출물 구멍들을 완성하기 위해서, 덮개에 의해 이 그루브들을 덮는 것이 청구된다. 이것은 15mm 초과인 유출물 구멍들을 초래하고 요구된 바와 같이 설계될 수 있다. 예를 들어, 유출물 구멍들은 유출물 구멍들을 통해 흐르는 냉각 공기로 라이너로부터 열 전달을 최적화하기 위해 구부러질 수 있다.These grooves may cover the length of the effluent holes that are greater than 15 mm. These grooves can be cast while casting the liner 7. In order to complete very long effluent holes, it is claimed to cover these grooves by a cover. This results in effluent holes that are greater than 15 mm and can be designed as required. For example, the effluent holes may be bent to optimize heat transfer from the liner to the cooling air flowing through the effluent holes.

청구된 발명의 추가의 양태는 유출물 구멍들의 섹션에 걸쳐 그 길이 방향 축이 라이너의 적어도 하나의 표면에 대해 평행하다는 것이다.A further aspect of the claimed invention is that its longitudinal axis is parallel to at least one surface of the liner over sections of the effluent holes.

이것은 유출물 구멍들이 라이너의 상류 단부에서 특정한 영역을 매우 효과적으로 냉각한다는 것을 의미한다. 그러므로, 라이너의 이 영역의 어떠한 충돌 냉각도 요구되지 않는다.This means that the effluent holes cool the specific area very effectively at the upstream end of the liner. Therefore, no impingement cooling of this area of the liner is required.

이 경우에, 유출물 구멍들의 길이 방향 축이 라이너의 길이 방향 축에 평행하다면 바람직하다.In this case, it is desirable if the longitudinal axis of the outlet holes is parallel to the longitudinal axis of the liner.

이 유출물 구멍들의 제조를 용이하게 하기 위해서, 유출물 구멍들이 라이너의 적어도 하나의 표면에 대해 평행한 섹션에서, 라이너가 라이너의 채널 섹션에서 보다 더 두꺼운 두께를 갖는다는 것이 청구된다. 채널 섹션은 유출물 구멍들의 하류에 위치된다.To facilitate the production of these outlet holes, it is claimed that in the section where the outlet holes are parallel to at least one surface of the liner, the liner has a greater thickness than in the channel section of the liner. The channel section is located downstream of the effluent holes.

그렇게 함으로써, 라이너의 상류 단부에 긴 유출물 구멍들으르 갖는 것이 가능하고 또한 15mm 길이에 대해 레이저에 의해 이 유출물 구멍들을 생성하는 것이 가능하다. 유출물 구멍들의 추가의 길이는 예를 들어, 뚫음으로써 생성될 수 있다. 유출물 구멍들의 전체 길이를 뚫는 것이 또한 가능하다.By doing so, it is possible to have long effluent holes at the upstream end of the liner, and it is also possible to produce these effluent holes by laser for a length of 15 mm. The additional length of the effluent holes can be created, for example, by piercing. It is also possible to drill the entire length of the effluent holes.

청구된 발명의 추가의 실시예에서, 커버 플레이트들 및 특히 커버 플레이트들의 노즐부는 유출물 구멍들의 적어도 하나의 행에 걸쳐 축 방향으로 연장한다.In a further embodiment of the claimed invention, the nozzle sections of the cover plates and in particular the cover plates extend axially over at least one row of the outlet holes.

이것은 라이너의 상류 단부에서 유출물 구멍들이 라이너를 냉각하고 라이너의 더 하류의 부분에서 대류 냉각을 공급하는 채널을 통해 흐르는 냉각 공기임을 의미한다.This means that at the upstream end of the liner the effluent holes are cooling air flowing through the channel that cools the liner and supplies convective cooling in a further downstream portion of the liner.

본 발명의 추가의 유리한 실시예에서, 유출물 냉각 섹션과 대류 냉각 섹션은 축 방향에서 약간 겹쳐진다. 그 결과, 라이너의 모든 영역들은 적절하게 냉각되고 어떠한 국소적 과열도 일어나지 않는다.In a further advantageous embodiment of the invention, the effluent cooling section and the convective cooling section are slightly overlapped in the axial direction. As a result, all areas of the liner are adequately cooled and no localized superheat occurs.

라이너의 상류 단부에서 유출물 구멍들의 행들이 5cm 초과, 바람직하게는 10cm 초과 또는 심지어 15cm 초과의 길이에 걸쳐 라이너의 축 방향으로 연장한다면 유리하다는 것이 입증되었다.It has proved advantageous if the rows of outlet holes at the upstream end of the liner extend in the axial direction of the liner over a length of greater than 5 cm, preferably greater than 10 cm, or even greater than 15 cm.

주조 또는 선택적인 레이저 용융에 의해 라이너를 생성하는 것이 가능하다. 라이너를 주조하여, 예를 들어, 주형 틀 내에 그루브들을 형성하는 것이 가능하다. 그렇게 함으로써, 유출물 구멍들의 이 부분의 크기 및 기하학적 구조가 거의 제한되지 않고 최적의 냉각 효과들을 성취하기 위해서 설계될 수 있다.It is possible to produce a liner by casting or selective laser melting. It is possible to mold the liner, for example, to form grooves in the mold. By doing so, the size and geometry of this portion of the effluent holes can be designed to achieve optimal cooling effects with little restriction.

라이너가 선택적인 레이저 용융에 의해 생성되는 경우에, 심지어 3차원 굽어진 유출물 구멍들을 갖는 것이 가능하다. 선택적인 레이저 용융의 기술은 유출물 구멍들의 크기 및 기하학적 구조가 고려되는 한 더 많은 자유도를 가능하게 한다.If the liner is produced by selective laser melting, it is even possible to have three-dimensional curved effluent holes. The technique of selective laser melting enables more degrees of freedom as long as the size and geometry of the effluent holes are taken into account.

추가의 장점들 및 특징들은 도면들과 그 설명들에서 개시되어 있다.Additional advantages and features are set forth in the drawings and the description.

도 1은 가스 터빈(종래 기술)의 단면도.
도 2는 유출물 구멍들의 일부의 행들을 포함한 청구된 발명의 제 1 실시예를 도시한 도면.
도 3 내지 도 5는 유출물 구멍들의 추가의 실시예들을 도시한 도면들.1 is a sectional view of a gas turbine (prior art);
Figure 2 shows a first embodiment of the claimed invention comprising rows of a portion of the effluent holes.
Figures 3-5 illustrate further embodiments of effluent holes.

청구된 발명의 제 1 실시예에서 시작하여, 커버 플레이트(11)의 상류 단부가 노즐(13)을 형성하기 위한 벤트(bent)임을 알 수 있다.Beginning with the first embodiment of the claimed invention, it can be seen that the upstream end of the cover plate 11 is a bent to form the nozzle 13.

길이 방향 섹션에서 노즐(13)은 원형 및/또는 포물선형일 수 있다. 또한 라발 노즐의 입구의 형태를 가질 수 있다.In the longitudinal section, the nozzle 13 may be circular and / or parabolic. It can also have the form of an inlet of Laval nozzle.

냉각 공기 흐름은 몇몇의 화살표들(15)로 도시되어 있다. 명료성의 이유들로, 이 화살표들 모두는 참조 부호 15를 갖지 않는다.The cooling air flow is shown by several arrows 15. For reasons of clarity, not all of these arrows have reference numeral 15.

화살표(17)는 좌측으로부터 우측으로 도 2 내지 도 5에서 냉각 공기의 흐름의 일반적인 방향을 도시한다. 즉: 화살표(17)는 상류 단부 또는 라이너(7)의 처음 부분에서 시작하고 라이너(7)의 하류 단부(도시되지 않음)를 가리킨다. 이 화살표(17)는 라이너(7)의 길이 방향에 대해 평행하다.The arrows 17 show the general direction of the flow of cooling air in Figs. 2 to 5 from left to right. That is to say: the arrow 17 starts at the upstream end or the beginning of the liner 7 and points to the downstream end (not shown) of the liner 7. The arrow 17 is parallel to the longitudinal direction of the liner 7. [

도 2로부터 알 수 있는 바와 같이, 이 실시예는 라이너(7)의 상류 단부에서 유출물 구멍들(19)의 일부의 행들을 포함한다.As can be seen from FIG. 2, this embodiment includes rows of a portion of the outlet holes 19 at the upstream end of the liner 7.

유출물 구멍들(19)의 각각의 행은 라이너(7) 주위에서 원주 배열된다. 그 결과, 도 2의 각각의 행으로부터 단 하나의 유출물 구멍(19)이 도 2에 도시된다.Each row of the outlet holes 19 is circumferentially arranged around the liner 7. As a result, only one effluent hole 19 from each row of FIG. 2 is shown in FIG.

도 2에서 또한 알 수 있는 바와 같이, 유출물 구멍들(19)의 행들은 라이너(7)의 처음 부분으로부터 라이너(7)의 하류 단부를 향해 축 방향으로 연장한다. As can also be seen in FIG. 2, the rows of outlet holes 19 extend axially from the initial portion of the liner 7 toward the downstream end of the liner 7.

유출물 구멍들(19)의 이 행들의 축 방향은 선(21)에 의해 도 2에 도시된다.The axial direction of these rows of effluent holes 19 is shown in Fig. 2 by a line 21.

라이너(7)의 처음 부분으로부터 라이너(7)의 단부를 향해 선(23)으로 도시되는 바와 같이, 라이너(7)는 대류 냉각에 의해 냉각된다. 라이너(7)의 상류 처음 부분에서, 대류 냉각은 유출물 구멍들(19)의 행들에 의해 성취된다. 유출물 구멍들의 이 행들은 노즐(13)(의 처음 부분)보다 더 하류로 연장한다. The liner 7 is cooled by convection cooling, as indicated by line 23 from the beginning of the liner 7 towards the end of the liner 7. [ At the upstream end of the liner 7, convective cooling is accomplished by rows of effluent holes 19. These rows of effluent holes extend further downstream than (the beginning of) the nozzle 13.

유출물 구멍들로부터 더 하류에서, 채널(9) 내의 냉각 공기의 대류 냉각은 라이너(7)의 외면 상의 터뷰레터들(turbulator)(25)에 의해 심해진다. 이것은 터뷰레터들(25)이 채널(9)의 벽의 일부를 덮는다는 것을 의미한다.Downstream from the outlet holes, the convection cooling of the cooling air in the channel 9 is exacerbated by the turbulators 25 on the outer surface of the liner 7. This means that the toucan letters 25 cover a part of the wall of the channel 9.

유출물 구멍들(19)이 라이너(7)(화살표(17) 참조)의 축 방향에 대해 약 30 내지 45도의 각으로 뚫리기 때문에, 유출물 구멍들은 라이너(7)의 국소적 두께보다 약 1.4배 길다. Because the outlet holes 19 are drilled at an angle of about 30 to 45 degrees with respect to the axial direction of the liner 7 (see arrow 17), the outlet holes are spaced about 1.4 It is long.

유출물 구멍들(19)과 라이너(7)의 축 방향(참조 부호 17 참조) 사이의 각도는 유출물 구멍들의 냉각 효과에 영향을 미치는 하나의 가능성이다. 유출물 구멍들(19)이 길수록, 유출물 구멍들(19) 내의 대류 냉각이 더 심해진다.The angle between the effluent holes 19 and the axial direction of the liner 7 (see reference numeral 17) is one possibility that influences the cooling effect of the effluent holes. The longer the outlet holes 19, the greater the convective cooling in the outlet holes 19.

명백하게, 유출물 구멍들(19)의 수는 냉각 효과와 본 발명의 대류 냉각의 이 부분에 대한 냉각 공기 수요에 영향을 미치는 다른 가능성이다.Obviously, the number of outlet holes 19 is a cooling effect and other possibilities that affect the cooling air demand for this part of the convective cooling of the present invention.

대류 냉각의 초기에, 냉각 공기(15)는 약 17bar일 수 있는 압력(pin)을 갖는다.At the beginning of the convection cooling, the cooling air 15 has a pressure (p in ) that can be about 17 bar.

채널(9) 내의 회피할 수 없는 압력 강하 때문에, 냉각 공기(15)는 채널(9)의 단부에서 감소된 압력(pin 빼기 Δp)을 갖는다.Due to the inevitable pressure drop in the channel 9, the cooling air 15 has a reduced pressure (p in subtract Δp) at the end of the channel 9.

노즐(30)이 이 압력 손실들을 감소시키고 충돌 냉각이 전혀 없기 때문에, 압력 강하(Δp)는 부분 충돌 냉각을 하는 종래 기술보다 상당히 낮다.Because the nozzle 30 reduces these pressure losses and there is no impact cooling at all, the pressure drop [Delta] p is significantly lower than in the prior art with partial impact cooling.

이 실시예에 따른 압력 강하(Δp)는 pin의 약 1 내지 2 퍼센트이다.The pressure drop? P according to this embodiment is about 1-2 percent of the p in .

부분 충돌 냉각을 가진 종래의 냉각 시스템들에서, 압력 강하(Δp)는 pin의 약 2 내지 3 퍼센트이다.In conventional cooling systems with partial impact cooling, the pressure drop [Delta] p is about 2 to 3 percent of the p in .

노즐(13)을 주의 깊게 설계하고 임의의 충돌 냉각을 회피함으로써 이 실시예로부터 알 수 있는 바와 같이, 압력 강하(Δp)는 부분 충돌 냉각을 하는 종래 기술과 비교할 때 상당히 감소된다. As can be seen from this embodiment by carefully designing the nozzle 13 and avoiding any impingement cooling, the pressure drop [Delta] p is significantly reduced when compared to the prior art with partial impact cooling.

도 3은 훨씬 더 긴 유출물 구멍들(19)을 가진 청구된 발명의 제 2 실시예를 도시한다. 이 실시예에서, 유출물 구멍들(19)은 라이너(7)의 상류 단부에서 뚫린다. 벽(27)의 하류에서 유출물 구멍들(19)은 라이너(7)와 그 터뷰레터(25)와 함께 주조될 수 있는 그루브들(29)에 의해 구성된다. 이 그루브들(29)은 채널형 유출물 구멍들을 야기하는 덮개(31)에 의해 폐쇄된다. 덮개(31)는 나사들, 용접부들 또는 고정 핀들에 의해 라이너(7)에 고정될 수 있다.Figure 3 shows a second embodiment of the claimed invention with much longer effluent holes 19. In this embodiment, the outlet holes 19 are drilled at the upstream end of the liner 7. Downstream of the wall 27, the outlet holes 19 are constituted by a liner 7 and grooves 29 that can be cast with the tumbler letter 25. These grooves 29 are closed by a lid 31 which causes channel-like effluent holes. The lid 31 can be secured to the liner 7 by screws, welds or fixing pins.

그루브들(29)을 주조하여, 유출물 구멍들(19)의 길이를 15mm 초과로 연장하는 것이 가능하다. 15mm는 라이너(7)가 강 또는 온도 저항 합금으로 제조된다면 레이저에 의해 유출물 구멍들(19)을 뚫을 수 있는 한계이다.It is possible to mold the grooves 29 to extend the length of the outlet holes 19 by more than 15 mm. 15 mm is the limit that the liner 7 can penetrate the outlet holes 19 by the laser if it is made of steel or a temperature resistant alloy.

다시, 이 실시예는 라이너(7)의 처음 부분으로부터 오직 대류 냉각만을 갖는다. 라이너(7)의 상류 단부에서 각각의 유출물 구멍(19) 내에 대류 냉각이 있다. 이 실시예는 원주 배열된 유출물 구멍들(19)의 단 하나의 행만을 포함한다. 이 유출물 구멍들(19)은 라이너(7)의 두께와 비교할 때 매우 길다. 유출물 구멍들(19)은 유출물 구멍들의 섹션과 유출물 구멍들(19)의 뚫린 부분을 결합하는 가능성 때문에 라이너(7)의 두께보다 5 내지 10배 더 길 수 있고 이에 의해 그루브들(29) 및 그 덮개들(31)에 의해 구성된다.Again, this embodiment has only convection cooling from the beginning of the liner 7. There is convective cooling in each effluent hole 19 at the upstream end of the liner 7. This embodiment comprises only one row of columnar outlet holes 19. These outlet holes 19 are very long when compared to the thickness of the liner 7. Fig. The outlet holes 19 may be five to ten times longer than the thickness of the liner 7 due to the possibility of joining the sections of the outlet holes and the open portions of the outlet holes 19, And lids 31 thereof.

도 4에서, 청구된 발명의 추가의 실시예가 도시된다. 다시, 유출물 구멍들(19)은 라이너의 두께와 비교할 때 매우 길다. 이 실시예에서, 유출물 구멍들(19)은 구부러지고 또한 (라이너(7)의 상류 단부에서 좌측에 있는) 뚫린 부분과 그루브들을 주조하고 덮개로 이 그루브들을 덮음으로써 다시 제조될 수 있는 제 2 부분(33)을 포함한다. In Figure 4, a further embodiment of the claimed invention is shown. Again, the outlet holes 19 are very long when compared to the thickness of the liner. In this embodiment, the effluent holes 19 are bent and also the second part that can be re-manufactured by casting the apertures and grooves (on the left at the upstream end of the liner 7) and covering them with a cover (33).

또한 선택적인 레이저 용융에 의해 터뷰레터들(25) 및 유출물 구멍들(19)의 섹션(33)과 함께 전체 라이너를 제조하는 것이 가능하다. 이 제조 방법은 유출물 구멍들을 포함하는 그 복잡한 기하학적 구조를 가진 라이너(7)가 금속 가루를 국소적으로 용융하여 생성되는 방식으로 금속 가루를 국소적으로 용융하는 것을 포함한다. 선택적인 레이저 용융은 기술 분야의 숙련자에게 잘 알려진 방법이고 따라서 이 출원에서 상세히 설명되지 않는다.It is also possible to produce the entire liner with the section 33 of the turbuen letters 25 and the outlet holes 19 by selective laser melting. This manufacturing method involves local melting of the metal powder in such a way that the liner (7) with its complicated geometry including effluent holes is produced by locally melting the metal powder. Selective laser melting is well known to those skilled in the art and is therefore not described in detail in this application.

이 실시예에서, 섹션(33)은 노즐(13)의 처음 부분에서 길이 방향에서 종결한다. 섹션이 채널(9) 내로 연장할 때까지 섹션(33)을 늘리는 것이 또한 가능하다.In this embodiment, the section 33 terminates in the longitudinal direction at the beginning of the nozzle 13. It is also possible to extend the section 33 until the section extends into the channel 9.

다시, 라이너(7)의 대류 냉각만이 있고, 이는 감소된 압력 강하(Δp)를 초래한다. Again, there is only convection cooling of the liner 7, which results in a reduced pressure drop [Delta] p.

도 5는 라이너(7)의 국소적 두께와 비교할 때 매우 긴 유출물 구멍(19)을 가진 추가의 실시예를 도시한다. 라이너(7)의 표면(35)에 대해 더 또는 덜 평행한 유출물 구멍들(19)을 제조할 수 있도록 유출물이 방출되는 상부(도 3 내지 도 5의 바(21)) 내의 라이너의 두께를 증가시킬 필요가 몇몇의 경우들에 있다.Figure 5 shows a further embodiment with a very long effluent hole 19 as compared to the local thickness of the liner 7. The thickness of the liner in the top (bar 21 in Figures 3-5) from which the effluent is discharged so that more or less parallel outlet holes 19 can be made with respect to the surface 35 of the liner 7 In some cases.

Claims (12)

라이너(7)와 커버 플레이트(11)를 포함하는 가스 터빈의 연소기에 있어서, 상기 라이너(7)와 상기 커버 플레이트(11)는 냉각 공기를 위한 채널(9)과 접하고, 상기 채널(9)의 상류 시작 부분에서 상기 커버 플레이트(11)는 노즐(13)의 형태를 갖는 것을 특징으로 하는 연소기.A combustor for a gas turbine comprising a liner (7) and a cover plate (11), said liner (7) and said cover plate (11) being in contact with a channel (9) Characterized in that the cover plate (11) at the upstream start has the form of a nozzle (13). 제 1 항에 있어서,
상기 라이너(7)는 유출물 구멍들(19)을 포함하고, 상기 유출물 구멍들(19) 중 적어도 하나의 길이는 상기 라이너(7)의 국소적 두께의 1.4배 초과인 것을 특징으로 하는 연소기.The method according to claim 1,
Characterized in that the liner (7) comprises outlet holes (19), the length of at least one of the outlet holes (19) being greater than 1.4 times the local thickness of the liner (7) . 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서,
상기 유출물 구멍들(19) 중 적어도 하나의 길이는 15mm 초과인 것을 특징으로 하는 연소기.3. The method according to claim 1 or 2,
Characterized in that the length of at least one of said effluent holes (19) is greater than 15 mm. 제 1 항 내지 제 3 항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 유출물 구멍들(19) 중 적어도 일부는 상기 라이너(9) 내의 그루브(29) 및 덮개(31)와 부분적으로 접하는 것을 특징으로 하는 연소기.4. The method according to any one of claims 1 to 3,
Characterized in that at least some of said effluent holes (19) are in partial contact with a groove (29) and a lid (31) in said liner (9). 제 1 항 내지 제 4 항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 유출물 구멍들(19)의 섹션에 걸쳐 그 길이 방향 축은 상기 라이너(7)의 적어도 하나의 표면에 대해 평행한 것을 특징으로 하는 연소기.5. The method according to any one of claims 1 to 4,
Characterized in that its longitudinal axis is parallel to at least one surface of said liner (7) over the section of said effluent holes (19). 제 5 항에 있어서,
상기 섹션에서 상기 라이너(7)는 상기 라이너(7)의 채널 섹션에서 보다 더 두꺼운 두께를 갖는 것을 특징으로 하는 연소기.6. The method of claim 5,
Wherein said liner (7) in said section has a greater thickness than in the channel section of said liner (7). 제 1 항 내지 제 6 항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 커버 플레이트(11) 또는 상기 노즐(13)은 상기 유출물 구멍들(19)의 적어도 하나의 행에 걸쳐 축 방향으로 연장하는 것을 특징으로 하는 연소기.7. The method according to any one of claims 1 to 6,
Characterized in that the cover plate (11) or the nozzle (13) extends axially over at least one row of the outlet holes (19). 제 1 항 내지 제 7 항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 유출물 구멍들(19)의 행들은 5cm 초과, 바람직하게는 10cm 초과 또는 15cm 초과의 길이에 걸쳐 상기 라이너(7)의 축 방향으로 연장하는 것을 특징으로 하는 연소기.8. The method according to any one of claims 1 to 7,
Characterized in that the rows of the outlet holes (19) extend in the axial direction of the liner (7) over a length of more than 5 cm, preferably more than 10 cm or more than 15 cm. 제 1 항 내지 제 8 항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 라이너(7)는 주조 또는 선택적인 레이저 용융에 의해 제조되는 것을 특징으로 하는 연소기.9. The method according to any one of claims 1 to 8,
Characterized in that said liner (7) is produced by casting or selective laser melting. 제 9 항에 있어서,
상기 유출물 구멍들(19)은 상기 주조 또는 상기 선택적인 레이저 용융 동안 적어도 부분적으로 생성되는 것을 특징으로 하는 연소기.10. The method of claim 9,
Wherein said effluent holes (19) are at least partially created during said casting or said selective laser melting. 제 1 항 내지 제 10 항 중 어느 한 항에 있어서,
냉각 공기를 위한 상기 채널(9)은 환형인 것을 특징으로 하는 연소기.11. The method according to any one of claims 1 to 10,
Characterized in that said channel (9) for cooling air is annular. 적어도 하나의 압축기, 적어도 하나의 연소기(2, 5) 및 적어도 하나의 터빈을 포함하는 가스 터빈에 있어서, 상기 적어도 하나의 연소기(2, 5)는 제 1 항 내지 제 11 항 중 어느 한 항에 따른 연소기인 것을 특징으로 하는 가스 터빈.A gas turbine comprising at least one compressor, at least one combustor (2, 5) and at least one turbine, characterized in that said at least one combustor (2, 5) Wherein said combustor is a combustor according to claim 1.
KR20140105625A 2013-08-15 2014-08-14 Combustor of a gas turbine with pressure drop optimized liner cooling KR20150020131A (en)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP13180549.1 2013-08-15
EP13180549.1A EP2837887B1 (en) 2013-08-15 2013-08-15 Combustor of a gas turbine with pressure drop optimized liner cooling

Publications (1)

Publication Number Publication Date
KR20150020131A true KR20150020131A (en) 2015-02-25

Family

ID=48979662

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR20140105625A KR20150020131A (en) 2013-08-15 2014-08-14 Combustor of a gas turbine with pressure drop optimized liner cooling

Country Status (6)

Country Link
US (1) US20150047313A1 (en)
EP (1) EP2837887B1 (en)
JP (1) JP2015038350A (en)
KR (1) KR20150020131A (en)
CN (1) CN104373959A (en)
RU (1) RU2686246C2 (en)

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10309652B2 (en) * 2014-04-14 2019-06-04 Siemens Energy, Inc. Gas turbine engine combustor basket with inverted platefins
US20150338101A1 (en) * 2014-05-21 2015-11-26 General Electric Company Turbomachine combustor including a combustor sleeve baffle
DE102015224988A1 (en) * 2015-12-11 2017-06-14 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Method for assembling a combustion chamber of a gas turbine engine
US10286450B2 (en) * 2016-04-27 2019-05-14 General Electric Company Method and assembly for forming components using a jacketed core
EP3290804A1 (en) * 2016-08-31 2018-03-07 Siemens Aktiengesellschaft A burner with fuel and air supply incorporated in a wall of the burner
EP3342991B1 (en) * 2016-12-30 2020-10-14 Ansaldo Energia IP UK Limited Baffles for cooling in a gas turbine
CN113091091A (en) * 2021-05-13 2021-07-09 中国联合重型燃气轮机技术有限公司 Combustion chamber laminate and combustion chamber

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2458497A (en) * 1945-05-05 1949-01-11 Babcock & Wilcox Co Combustion chamber
US4896510A (en) * 1987-02-06 1990-01-30 General Electric Company Combustor liner cooling arrangement
FR2752916B1 (en) * 1996-09-05 1998-10-02 Snecma THERMAL PROTECTIVE SHIRT FOR TURBOREACTOR COMBUSTION CHAMBER
US6427446B1 (en) * 2000-09-19 2002-08-06 Power Systems Mfg., Llc Low NOx emission combustion liner with circumferentially angled film cooling holes
US7043921B2 (en) * 2003-08-26 2006-05-16 Honeywell International, Inc. Tube cooled combustor
US7007481B2 (en) * 2003-09-10 2006-03-07 General Electric Company Thick coated combustor liner
US7363763B2 (en) * 2003-10-23 2008-04-29 United Technologies Corporation Combustor
US7540156B2 (en) * 2005-11-21 2009-06-02 General Electric Company Combustion liner for gas turbine formed of cast nickel-based superalloy
US7546737B2 (en) * 2006-01-24 2009-06-16 Honeywell International Inc. Segmented effusion cooled gas turbine engine combustor
EP1813869A3 (en) * 2006-01-25 2013-08-14 Rolls-Royce plc Wall elements for gas turbine engine combustors
US8109098B2 (en) * 2006-05-04 2012-02-07 Siemens Energy, Inc. Combustor liner for gas turbine engine
US7812282B2 (en) * 2007-03-15 2010-10-12 Honeywell International Inc. Methods of forming fan-shaped effusion holes in combustors
US7878002B2 (en) * 2007-04-17 2011-02-01 General Electric Company Methods and systems to facilitate reducing combustor pressure drops
RU2398160C1 (en) * 2009-05-25 2010-08-27 Открытое акционерное общество "Климов" Gas turbine engine combustion chamber (versions)
US8590314B2 (en) * 2010-04-09 2013-11-26 General Electric Company Combustor liner helical cooling apparatus
EP2405200A1 (en) * 2010-07-05 2012-01-11 Siemens Aktiengesellschaft A combustion apparatus and gas turbine engine
US20120047895A1 (en) * 2010-08-26 2012-03-01 General Electric Company Systems and apparatus relating to combustor cooling and operation in gas turbine engines

Also Published As

Publication number Publication date
RU2686246C2 (en) 2019-04-24
EP2837887A1 (en) 2015-02-18
EP2837887B1 (en) 2019-06-12
US20150047313A1 (en) 2015-02-19
RU2014133510A (en) 2016-03-10
JP2015038350A (en) 2015-02-26
CN104373959A (en) 2015-02-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR20150020131A (en) Combustor of a gas turbine with pressure drop optimized liner cooling
US7517189B2 (en) Cooling circuit for gas turbine fixed ring
US9759426B2 (en) Combustor nozzles in gas turbine engines
EP2481983B1 (en) Turbulated Aft-End liner assembly and cooling method for gas turbine combustor
EP2148139B1 (en) Flow sleeve impingement cooling using a plenum ring
EP2211105A2 (en) Turbulated combustor aft-end liner assembly and related cooling method
EP2965010B1 (en) Dual-wall impingement, convection, effusion combustor tile
EP3176372B1 (en) A cooled component of a turbomachine
CA2939125C (en) Internally cooled dilution hole bosses for gas turbine engine combustors
US8186167B2 (en) Combustor transition piece aft end cooling and related method
EP2846097B1 (en) A gas turbine combustion chamber with tiles having film cooling apertures
JP2009085222A (en) Rear end liner assembly with turbulator and its cooling method
US10731855B2 (en) Combustor panel cooling arrangements
EP2375160A2 (en) Angled seal cooling system
US20140000267A1 (en) Transition duct for a gas turbine
CN104033186B (en) Gas turbine blades
EP2532836A2 (en) Combustion liner and transistion piece
US10648667B2 (en) Combustion chamber with double wall
EP3441673B1 (en) Combustor panels having airflow distribution features
JP2005002899A (en) Gas turbine burner
US20180298819A1 (en) Combustor panel cooling arrangements
US10697636B2 (en) Cooling a combustor heat shield proximate a quench aperture
JP5675080B2 (en) Wing body and gas turbine provided with this wing body
EP3963182A2 (en) Cooling passage configuration
JP2011080364A (en) Cooling structure, combustor and turbine blade

Legal Events

Date Code Title Description
N231 Notification of change of applicant
WITN Application deemed withdrawn, e.g. because no request for examination was filed or no examination fee was paid